ES2927736T3

ES2927736T3 - Componente de fuselaje para una aeronave, procedimiento para fabricar un componente de fuselaje, así como aeronave

Info

Publication number: ES2927736T3
Application number: ES19217452T
Authority: ES
Inventors: Julian Kuntz; Thomas Geipel
Original assignee: Premium Aerotec GmbH
Current assignee: Premium Aerotec GmbH
Priority date: 2018-12-20
Filing date: 2019-12-18
Publication date: 2022-11-10
Anticipated expiration: 2039-12-18
Also published as: EP3677418A1; DE102018222431B4; US20200198756A1; DE102018222431A1; EP3677418B1; US11560211B2

Abstract

La presente invención describe un componente de fuselaje (100) para una aeronave (200) con una parte de caparazón (1) hecha de un material compuesto de fibra y una estructura de refuerzo (2) conectada a una superficie interior (1a) de la parte de caparazón (1).) y que tiene una pluralidad de piezas moldeadas (3) hechas de un material compuesto de fibra, donde las piezas moldeadas (3) tienen cada una una sección de base plana (30) que se extiende a lo largo de la superficie interior (1a) de la parte de carcasa (1) , y se extiende un borde de perfil escalonado (31) que rodea completamente la sección de base (30). Las piezas moldeadas (3) están dispuestas en forma de mosaico con bordes de perfil superpuestos (31). Como resultado, los bordes de perfil superpuestos (31) forman perfiles de refuerzo (21, 22) que se cruzan en un punto de cruce (20). También se describen una aeronave que tiene al menos un componente de fuselaje (100) de este tipo y un método para producir un componente de fuselaje (100). (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN

Componente de fuselaje para una aeronave, procedimiento para fabricar un componente de fuselaje, así como aeronave

La presente invención se refiere a un procedimiento para fabricar un componente de fuselaje para una aeronave, a un componente de fuselaje para una aeronave, así como aeronave.

Para la fabricación de una estructura de fuselaje de una aeronave se utilizan a menudo componentes en forma de armazón hechos de un material compuesto fibroso. Estos componentes presentan típicamente una parte del armazón o un elemento de revestimiento que se extiende de forma plana, así como perfiles de refuerzo que están conectados con la parte del armazón que configuran una estructura de refuerzo en forma de rejilla. A este respecto, es decir, cuando componentes de este tipo se realizan en una construcción compuesta fibrosa, la mayoría de las veces tanto la parte del armazón como los perfiles de refuerzo se hacen normalmente de un material compuesto fibroso.

Para la fabricación de componentes de este tipo, el documento DE 102009057 006 A1 propone un procedimiento en el que elementos de tira hechos de un material fibroso se insertan primero en las ranuras configuradas en una parte de la herramienta de moldeo, discurriendo las ranuras de manera correspondiente a una forma de celosía a fabricar de la estructura de refuerzo. Los respectivos elementos de tira terminan en puntos de cruce de las ranuras, en los que se cruzan en cada caso dos ranuras, y se inserta una parte de cruce que conecta los respectivos elementos de tira. Se configura un producto semiacabado fibroso plano en la parte de la herramienta de moldeo depositando bandas de fibras mediante un proceso AFP (''AFP'' representa la abreviatura de la expresión inglesa "Automated Fiber Placement"). A continuación, se coloca una placa de compresión sobre el producto semiacabado fibroso y tiene lugar una infiltración del producto semiacabado fibroso y los elementos de tira se infiltran con un material de matriz, así como un curado del material de matriz.

El documento DE 10 2006 048 668 A1 describe un procedimiento para producir componentes estructurales con un panel de revestimiento plano y una estructura de refuerzo aplicada sobre el panel de revestimiento, presentando la estructura de refuerzo al menos dos perfiles de refuerzo hechos de un material compuesto fibroso que tienen un punto de intersección común. En este caso, los perfiles de refuerzo se extienden sobre la zona del panel de revestimiento, configurándose superficies de transición que están diseñadas de tal manera que se hace posible una disposición continua y conforme al flujo de fuerzas de fibras de refuerzo.

El documento US 2009/0320398 A1 describe un procedimiento para fabricar un componente estructural para una aeronave, ensamblándose puntos de cruce de una estructura de refuerzo tipo celosía mediante cuatro perfiles parciales. Para mejorar la transferencia de carga a través del punto de cruce, están previstos elementos de cinta que se extienden a través de los puntos de cruce.

El documento US 6110 567 A describe, además, un componente compuesto fibroso con una parte de armazón plano y una estructura de refuerzo con perfiles de refuerzo que se cruzan en forma de ü, estando la estructura de refuerzo pegada en su totalidad a la parte de armazón.

El documento EP 0749 825 A2 describe, según el resumen, la fabricación de una preforma fibrosa en forma de caja apilando o superponiendo varias capas de material fibroso de refuerzo en forma de caja. La preforma fibrosa en forma de caja se usa como elemento auxiliar o cortando el elemento en forma de caja en segmentos de la forma requerida. El elemento auxiliar se combina con material fibroso de refuerzo, formando un elemento estructural principal. El miembro auxiliar y el miembro estructural principal se colocan en un molde y se suministra una resina al molde para realizar un proceso de impregnación y curado de resina.

El documento EP 3205491 A1 describe, según el resumen, un procedimiento para fabricar una placa rígida de material compuesto que comprende un revestimiento y elementos de refuerzo alargados, en donde algunos de los elementos de refuerzo alargados se cruzan entre sí, presentando el procedimiento los siguientes pasos: a) colocar un laminado plano de capas apiladas de un capa compuesta para formar una estructura que presenta los elementos de refuerzo alargados de la placa, b) cortar el laminado plano a lo largo de las líneas de intersección de los planos que definen las trayectorias de dos elementos de refuerzo que se cruzan, c) cortar el contorno de los elementos de refuerzo alargados en el laminado plano, d) formar la estructura que comprende los elementos de refuerzo alargados del panel, e) colocar capas en la capa compuesta para formar el revestimiento, f) curar las capas del revestimiento colocadas y la estructura conformada que comprende los elementos de refuerzo alargados.

El documento DE 102011 085937 A1 describe, según el resumen, una estructura de construcción ligera, en particular una estructura primaria o subconjunto secundario de una aeronave. La estructura de construcción ligera se forma, al menos por zonas, con una multiplicidad de elementos de mosaico conectados y/o elementos de mosaico de revestimiento. La estructura de construcción ligera permite, entre otras cosas, una disposición de los elementos de mosaico y/o de los elementos de mosaico de revestimiento, incluyendo el revestimiento opcional, que es esencialmente adecuada a la carga. De esta manera, por ejemplo, se puede crear una celda de fuselaje de aeronave sin cuaderna ni puntales longitudinales con una capacidad de carga mecánica significativamente mayor y un peso reducido al mismo tiempo. Además, la estructura de construcción ligera requiere un número significativamente reducido de elementos de conexión, en particular de remaches o pernos, lo que reduce el esfuerzo de montaje y permite reducciones de peso adicionales. Junto a ello, la invención tiene por objeto dos variantes de procedimiento para la fabricación de una estructura de construcción ligera. Conforme al procedimiento, también se pueden fabricar estructuras de construcción ligera de gran formato, tales como, por ejemplo, una celda de fuselaje de aeronaves o armazones parciales de la misma, con un proceso fiable y una forma dimensionalmente precisa, ya que solo se pueden manipular elementos de mosaico o bien elementos de mosaico de revestimiento con dimensiones relativamente pequeñas. Otras aplicaciones de la estructura de construcción ligera incluyen cohetes portadores, etapas de cohetes, estaciones espaciales, módulos de estaciones espaciales, satélites y mástiles o bien torres de turbinas eólicas.

Es misión de la presente invención proporcionar un componente de fuselaje para una aeronave que se pueda fabricar de una manera sencilla y eficiente, así como un procedimiento de fabricación mejorado para un componente de fuselaje.

Este problema se resuelve en cada caso por los objetos de las reivindicaciones independientes.

Ejecuciones y perfeccionamientos ventajosos resultan de las reivindicaciones dependientes subordinadas a las reivindicaciones independientes en unión con la descripción.

Según un primer aspecto de la invención, está previsto un componente de fuselaje para una aeronave. El componente del fuselaje presenta una parte de armazón hecha de un material compuesto fibroso que se extiende de forma plana y una estructura de refuerzo conectada con una superficie interna de la parte de armazón. La estructura de refuerzo presenta una multiplicidad de piezas moldeadas hechas de un material compuesto fibroso. Las piezas moldeadas presentan cada una, una sección de base plana, por ejemplo poligonal, que se extiende a lo largo de la superficie interior de la pieza de armazón, y un borde de perfil escalonado que se extiende circunferencialmente alrededor de la sección de base. Las piezas moldeadas están dispuestas en forma de un teselado con bordes de perfil solapantes, formando los bordes de perfil solapantes perfiles de refuerzo que se cruzan en un punto de intersección.

Una de las ideas de la presente invención consiste en formar una estructura de refuerzo a partir de una multiplicidad de partes moldeadas en forma de tina, p. ej., de forma rectangular, solapándose zonas de bordes escalonadas de partes moldeadas adyacentes. Una forma de sección transversal, en particular una forma de sección transversal en forma de Q, de un perfil de refuerzo respectivo se define mediante el solapamiento de en cada caso dos zonas de borde escalonadas. Mediante una disposición de las piezas moldeadas como teselado, es decir, como disposición de piezas moldeadas que se unen entre sí sin huecos, superponiéndose las zonas de los bordes al menos parcialmente, se configura una estructura de refuerzo con perfiles de refuerzo cruzados. Una estructura de refuerzo de este tipo puede fabricarse de manera especialmente sencilla, ya que las piezas moldeadas están construidas cada una de la misma manera. Los puntos de cruce también se forman mediante el solapamiento de las secciones de perfil y, por lo tanto, se pueden fabricar de manera muy eficiente.

De acuerdo con una forma de realización del componente de fuselaje, en cada caso una banda de carga está conectada con cada perfil de refuerzo y se extiende más allá del punto de cruce. Las bandas de carga están formadas por un material compuesto fibroso y pueden presentar, por ejemplo, fibras de refuerzo dispuestas unidireccionalmente. Las bandas de carga están previstas para el refuerzo adicional en los puntos de cruce. En particular, las bandas de carga presentan fibras de refuerzo embebidas en un material matriz que se extiende más allá de los puntos de cruce. Con ello se mejora la transferencia de carga a través de los puntos de cruce.

Según una forma de realización del componente de fuselaje, las secciones de base de las piezas moldeadas están configuradas de forma rectangular. El borde del perfil de una pieza moldeada respectiva presentaen cada caso dos primeras secciones de perfil opuestas, que se extienden en una primera dirección, y dos segundas secciones de perfil opuestas, que se extienden entre las primeras secciones de perfil en una segunda dirección. Las primeras secciones de perfil de en cada caso dos piezas moldeadas adyacentes en la segunda dirección se superponen de tal manera que forman un primer perfil de refuerzo que se extiende en la primera dirección. Además, las segundas secciones de perfil de en cada caso dos piezas moldeadas adyacentes en la primera dirección se superponen de tal manera que configuran un segundo perfil de refuerzo que se extiende en una segunda dirección y que cruza el primer perfil de refuerzo en un punto de intersección.

En cada caso una banda de carga está conectada opcionalmente con las primeras secciones de perfil solapantes y se extiende más allá del punto de intersección. Además, en cada caso una banda de carga está conectada con las segundas secciones de perfil superpuestas y se extiende más allá del punto de intersección. El diseño rectangular de las secciones de base de las piezas moldeadas facilita, en particular, la producción de las piezas moldeadas conformando un producto semiacabado fibroso, lo que simplifica aún más la fabricación del componente de fuselaje.

De acuerdo con una forma de realización del componente de fuselaje, la estructura de refuerzo está formada, al menos por zonas, con varios capas superpuestas a base de piezas moldeadas, solapándose los bordes del perfil de piezas moldeadas adyacentes de una capa respectiva , y en donde entre dos capas adyacentes está dispuesta en cada caso una banda de carga, que se extiende más allá del punto de intersección. En consecuencia, también se pueden apilar varias piezas moldeadas una encima de otra para configurar varias capas. La configuración multicapa al menos por zonas de la estructura de refuerzo mejora adicionalmente la resistencia mecánica del componente del fuselaje.

Al menos una banda de carga está dispuesta opcionalmente en cada caso entre los bordes de perfil solapantes de una capa y los bordes de perfil solapantes de una capa situada encima . Con ello se aumenta aún más la rigidez.

De acuerdo con otra forma de realización, la estructura de refuerzo presenta una capa de cubierta plana a base de un material compuesto fibroso, en donde la capa de cubierta descansa sobre las piezas moldeadas y opcionalmente sobre las bandas de carga y presenta rebajes en la zona de los puntos de intersección. Por lo tanto, las piezas moldeadas están dispuestas entre la parte del armazón y la capa de cubierta, descansando de forma plana la capa de cubierta sobre las piezas moldeadas. Debido a los rebajes en la capa de cubierta, la capa de cubierta se puede adaptar más fácilmente a la topografía de las piezas moldeadas. La capa de cubierta ofrece la ventaja de que las bandas de carga y las piezas moldeadas están protegidas contra daños.

De acuerdo con otra forma de realización, el componente de fuselaje presenta un núcleo de espuma que está dispuesto entre los perfiles de refuerzo y la parte del armazón. El núcleo de espuma rellena, por lo tanto, la sección transversal de los perfiles de refuerzo definida por las secciones de perfil. En particular, esto facilita la fabricación del componente de fuselaje. Además, el núcleo de espuma aumenta la resistencia mecánica general del componente del fuselaje. El núcleo de espuma se puede diseñar en una sola pieza o puede estar compuesto por varias partes del núcleo de espuma.

De acuerdo con otra forma de realización, el componente de fuselaje presenta una estructura de conexión que está conectada con uno de los perfiles de refuerzo, la cual presenta una lengüeta que sobresale del perfil de refuerzo. De acuerdo con esto, a uno de los perfiles de refuerzo está fijada una estructura con una lengüeta, que sirve para conectar otros componentes, tales como, p. ej., piezas de revestimiento interno o similares. La estructura de conexión se puede formar, por ejemplo, a partir de un material compuesto fibroso. Para la fijación, la estructura de conexión se puede pegar a las piezas moldeadas o se puede moldear en ellas, por ejemplo.

De acuerdo con otra forma de realización, el componente de fuselaje presenta una tira de conexión que está conectada con la superficie interior de la parte de armazón y que se extiende a lo largo y sobresale por un borde periférico de la parte de la carcasa.

La tira de conexión puede estar formada, por ejemplo, por un material compuesto fibrosotermoplástico, o puede presentar un material termoplástico.

De acuerdo con otra forma de realización, el componente de fuselaje presenta una estructura de acoplamiento de perfiles que está conectada con uno de los perfiles de refuerzo y sobresale más allá de un extremo del respectivo perfil de refuerzo en relación con la extensión longitudinal del respectivo perfil de refuerzo. Dependiendo de si está unida a un primer o segundo perfil de refuerzo, la estructura de acoplamiento de perfiles sobresale en la primera o en la segunda dirección más allá de un extremo del respectivo perfil de refuerzo. La estructura de acoplamiento de perfiles sirve para el acoplamiento de perfiles de refuerzo de diferentes componentes del fuselaje, p. ej., en una estructura de fuselaje de una aeronave.

La estructura de acoplamiento de perfiles puede estar formada, por ejemplo, como una tira o una lengüeta hecha de un material compuesto fibroso, p. ej., un material compuesto fibroso termoplástico, y se moldea, p. ej., al perfil de refuerzo respectivo o se pega con éste.

De acuerdo con otro aspecto de la invención, está prevista una aeronave con un fuselaje, presentando el fuselaje al menos un componente de fuselaje de acuerdo con una de las formas de realización descritas anteriormente. Por ejemplo, el fuselaje puede presentar una forma en sección transversal aproximadamente cilíndrica formada por varios componentes del fuselaje, presentando la superficie interior de la parte del armazón de un componente del fuselaje respectivo una curvatura cóncava.

De acuerdo con otro aspecto de la invención, está previsto un procedimiento para la fabricación de un componente de fuselaje. En un paso del procedimiento, tiene lugar la configuración de una estructura de refuerzo a partir de un gran número de piezas moldeadas hechas de un material compuesto fibroso o bien un producto semiacabado fibroso, cada una de las cuales presenta una sección de base plana y un borde de perfil escalonado, en donde los bordes perfilados de en cada caso dos piezas moldeadas están dispuestos de modo que se solapen de tal manera que configuren un perfil de refuerzo. Además, se aplica una superficie interior de una parte de armazón que se extiende de forma plana a base de un material compuesto fibroso a las secciones de base de las partes moldeadas de la estructura de refuerzo y tiene lugar una conexión de la parte de armazón y de la estructura de refuerzo.

Este aspecto de la invención se basa en la idea de formar una estructura de refuerzo a partir de una multiplicidad de piezas moldeadas planas que presentan una zona de borde escalonada, disponiendo las piezas moldeadas de forma que se solapen las zonas de borde de en cada caso dos piezas moldeadas. Mediante el solapamiento de dos zonas de borde escalonadas o bien de bordes perfilados se define una forma de sección transversal, en particular una forma de sección transversal en forma de D, de un perfil de refuerzo respectivo. De esta manera, se puede construir ventajosamente una estructura de refuerzo a partir de una pluralidad de piezas moldeadas idénticas. Esto acelera la configuración de la estructura de refuerzo. La estructura de refuerzo formada de esta manera se conecta con una parte de armazón plana, en particular, una superficie interior de la parte de armazón se apoya contra una sección de base plana de las piezas moldeadas y, p. ej., se une en arrastre de materia con las secciones de base. Se logra una estructura particularmente estable mediante la conexión plana. Por ejemplo, pueden utilizarse productos semiacabados preimpregnados como material compuesto fibroso o producto semiacabado, es decir, productos semiacabados fabricados a partir de un material compuesto fibroso, en el que las fibras de refuerzo están impregnadas con un material de matriz o bien ya están incrustadas en éste. Alternativamente, esteras de fibra seca también se pueden usar como producto semiacabado.

Según una forma de realización del procedimiento, el borde perfilado se extiende circunferencialmente alrededor de la sección de base, estando dispuestas las piezas moldeadas en forma de un teselado, de tal manera que los bordes perfilados se solapan y se configuran perfiles de refuerzo que se cruzan en un punto de intersección. Opcionalmente, en cada caso una banda de carga se une con cada perfil de refuerzo, que se extiende a través del punto de intersección. Por consiguiente, la pieza moldeada está configurada como componente en forma de tina con un borde perfilado escalonado, que se extiende por todo el perímetro de la sección de base. Esta configuración permite que las piezas moldeadas se dispongan en un teselado y, con ello, permite la configuración particularmente rápida y sencilla de los puntos de intersección entre los perfiles de refuerzo primero y segundo.

De acuerdo con una forma de realización del procedimiento, las secciones de base de las piezas moldeadas están configuradas de forma rectangular, teniendo el borde perfilado dos primeras secciones de perfil opuestas, que se extienden en una primera dirección, y dos segundas secciones de perfil opuestas, que se extienden entre las primeras seccionesde perfil en una segunda dirección, en donde las primeras secciones de perfil de en cada caso dos piezas moldeadas están dispuestas de forma solapante de tal manera que configuran un primer perfil de refuerzo que se extiende en la primera dirección, en donde las segundas secciones de perfil de en cada caso dos piezas moldeadas están dispuestas de forma solapante de tal manera que configuran un segundo perfil de refuerzo que se extiende en la segunda dirección, que cruza el primer perfil de refuerzo en el punto de intersección. Opcionalmente, las bandas de carga hechas de un material compuesto fibroso se unen con las primeras secciones perfil y las segundas secciones de perfil y se extienden más allá de los puntos de intersección.

De acuerdo con otra forma de realización, para soportar la estructura de refuerzo se dispone un núcleo de espuma entre los perfiles de refuerzo y la parte de armazón. El núcleo de espuma facilita con ello, en particular, la conexión de las piezas moldeadas con la pieza de carcasa, ya que mediante el núcleo de espuma se evitan deformaciones de las piezas moldeadas que pueden ocurrir cuando se aplica una fuerza para unir las piezas moldeadas con la pieza de armazón. Por ejemplo, cuando los perfiles de refuerzo se curan junto con la parte de armazón en una bolsa de vacío o similar, el núcleo de espuma soporta los perfiles de refuerzo.

De acuerdo con otra forma de realización, las piezas moldeadas se disponen como productos de fibra semiacabados sobre la parte de armazón y, después de la disposición, se infiltran con un material de matriz. Las piezas moldeadas pueden contener con ello en cada caso una o más capas de fibras de refuerzo. Opcionalmente, la parte de armazón también puede presentarse en forma de una estera de fibras. Al infiltrarse, las fibras de refuerzo se incrustan en el material de la matriz. Dado que las piezas moldeadas se presentan en forma de esteras secas, es más fácil remodelar las piezas moldeadas para producir el borde perfilado. Para conectar la parte de armazón y las piezas moldeadas, la disposición formada se puede consolidar aplicando una presión de compresión, p. ej., ajustando una temperatura a la que el material de la matriz se endurece o bien solidifica. Se puede utilizar un material termoestable o un material termoplástico como material de la matriz.

De acuerdo con otra forma de realización, las piezas moldeadas están dispuestas en la pieza de armazón como productos semiacabados hechos de un material compuesto fibroso que presenta fibras de refuerzo incrustadas en un material de la matriz. En consecuencia, las piezas moldeadas están configuradas como componentes o productos semiacabados preimpregnados. Para conectar la parte del armazón y las piezas moldeadas, la disposición formada se puede consolidar aplicando una presión de compresión, p. ej., ajustando una temperatura a la que el material de la matriz se endurece o bien solidifica. Se puede utilizar un material termoestable o un material termoplástico como material de la matriz. En el caso de un material de la matriz termoplástico, se debe ajustar una temperatura por encima del punto de fusión del material de la matriz termoplástico antes de la consolidación. Opcionalmente, la parte del armazón también puede presentarse en forma de un producto semiacabado preimpregnado.

La unión de la parte del armazón y la estructura de refuerzo pueden así conectarse, por ejemplo, curando juntas la parte del armazón y la estructura de refuerzo si se utilizan productos semiacabados preimpregnados como material compuesto fibroso. Alternativamente, la parte del armazón y la estructura de refuerzo pueden infiltrarse junto con resina o bien material de la matriz y curarse. Además, también es concebible unir la estructura de refuerzo y la parte del armazón mediante encolado, en particular si se utilizan materiales duroplásticos. Caso de utilizar productos semiacabados compuestos fibrosos termoplásticos, la unión también se puede realizar mediante soldadura o coconsolidación.

De acuerdo con otra forma de realización del procedimiento, la configuración de la estructura de refuerzo comprende opcionalmente insertar las bandas de carga en depresiones formadas en una superficie de contorno de una herramienta de moldeo. Además, las piezas moldeadas se depositan sobre la superficie de contorno de tal manera que las secciones de perfil se solapan en las depresiones y una de las secciones de perfil solapantes se apoya contra la banda de carga que eventualmente se encuentra en la respectiva depresión. La superficie interior de la parte del armazón se apoya contra la estructura de refuerzo. Opcionalmente, antes de apoyar la parte del armazón sobre la estructura de refuerzo, un núcleo de espuma se apoya en las depresiones de las secciones de perfil. Al insertar las bandas de carga en las depresiones, éstas se fijan de forma fiable en su posición. La configuración de la estructura de refuerzo en la superficie de contorno de una herramienta de moldeo, que presenta depresiones cuyo curso corresponde a los perfiles de refuerzo a producir, ofrece la ventaja de que se facilita un posicionamiento preciso de las piezas moldeadas.

Con respecto a los datos de dirección y los ejes, en particular a los datos de dirección y los ejes relacionados con el curso de las estructuras físicas, se entiende por el curso de un eje, una dirección o una estructura "a lo largo" de otro eje, dirección o estructura significa que esto, en particular, las tangentes que resultan en un punto respectivo de las estructuras discurren en cada caso en un ángulo de menos de 45 grados, preferiblemente menos de 30 grados y de manera particularmente preferible paralelas entre sí.

Con respecto a los datos de dirección y los ejes, en particular los datos de dirección y los ejes relacionados que afectan al curso de las estructuras físicas, se entiende aquí por el curso de un eje, una dirección o una estructura "transversal" a otro eje, dirección o estructura significa que esto, en particular las tangentes que resultan en un punto respectivo de las estructuras discurren en cada caso en un ángulo mayor que o igual a 45 grados, preferiblemente mayor que o igual a 60 grados y de manera particularmente preferida perpendiculares entre sí.

Aquí, por un "material fibroso", un "material de fibra", un "material compuesto fibroso" o un "material compuesto de fibra" se entiende generalmente como un material que tiene un gran número de fibras de refuerzo, en particular en forma de hilos o trozos de hilos, tales como, por ejemplo, fibras de carbono, vidrio, cerámica, aramida, boro, minerales, naturales o plásticas o mezclas de éstas. En particular, el material fibroso también se puede impregnar con una resina o material de la matriz tal como una resina duroplástica, termoplástica, elastomérica o generalmente una resina plástica o similar.

La invención se explica a continuación con referencia a las figuras de los dibujos. De las figuras muestran:

Fig. 1, una vista esquemática de un procedimiento para fabricar un componente de fuselaje de acuerdo con un ejemplo de realización de la presente invención, en el que en el paso se muestra una configuración de una estructura de refuerzo;

Fig. 2, una representación esquemática de una pieza moldeada en una vista en perspectiva para uso en un procedimiento según un ejemplo de realización de la presente invención;

Fig. 3, un paso adicional del procedimiento para fabricar un componente de fuselaje según un ejemplo de realización de la presente invención, representándose esquemáticamente el depósito de bandas de carga;

Fig. 4, un paso adicional del procedimiento para fabricar un componente de fuselaje según un ejemplo de realización de la presente invención, representándose esquemáticamente el depósito de una capa adicional en piezas moldeadas;

Fig. 5, una representación esquemática de un componente de fuselaje según un ejemplo de realización de la presente invención en una vista en perspectiva;

Fig. 6, una vista en corte esquemática de un componente de fuselaje según un ejemplo de realización de la presente invención, que resulta de un corte a lo largo de la línea de corte A-A dibujada en la Fig. 5;

Fig. 7 una vista en corte esquemática de un componente de fuselaje según otro ejemplo de realización de la presente invención, que resulta de un corte a lo largo de la línea de corte A-A dibujada en la Fig. 5;

Fig. 8 una representación esquemática de un componente de fuselaje según un ejemplo de realización de la presente invención en una vista en perspectiva;

Fig. 9 una vista parcial esquemática de un componente de fuselaje según un ejemplo de realización de la presente invención;

Fig. 10 una vista parcial esquemática de un componente de fuselaje según otro ejemplo de realización de la presente invención;

Fig. 11 una vista parcial esquemática de un componente de fuselaje según otro ejemplo de realización de la presente invención;

Fig. 12 una vista parcial esquemática de un componente de fuselaje según otro ejemplo de realización de la presente invención; y

Fig. 13 una representación esquemática de una aeronave según un ejemplo de realización de la presente invención en una vista en planta.

En las figuras, los mismos símbolos de referencia designan componentes idénticos o funcionalmente idénticos, a menos que se indique lo contrario.

Las Figs. 1 a 4 muestran a modo de ejemplo y esquemáticamente un procedimiento para fabricar un componente de fuselaje 100 para una aeronave 200. La Fig. 5 muestra a modo de ejemplo un componente de fuselaje 100. La Fig. 13 muestra una aeronave 200 con un componente de fuselaje 100.

Como se representa en la Fig. 5, el componente de fuselaje 100 presenta una parte de armazón 1 y una estructura de refuerzo 2. La parte de armazón 1 está realizada como un componente plano, en particular en forma de placa o en forma de armazón. La parte de armazón 1 presenta una superficie interior 1 a y una superficie exterior 1 b situada frente a la anterior. La parte de armazón 1 puede presentar en particular un espesor en sección transversal t1 constante o sustancialmente constante . Como se representa a modo de ejemplo en la Fig. 5, la parte de armazón 1 puede presentar una extensión curvada. Por ejemplo, la superficie interior 1a de la parte de armazón puede estar curvada de forma cóncava como se muestra en la Fig 5. La parte de armazón 1 está formada por un material compuesto fibroso. Como se representa a modo de ejemplo en las Figs. 6 y 7, la parte de armazón 1 puede presentar varias capas de fibras 13 que están incrustadas en un material de la matriz.

La estructura de refuerzo 2 está unida con la superficie interior 1a de la parte de armazón 1, por ejemplo unida con arrastre de materia. La estructura de refuerzo 2 representada a modo de ejemplo en la Fig. 5 presenta primeros perfiles de refuerzo 21 y segundos perfiles de refuerzo 22 que se extienden transversalmente a los primeros perfiles de refuerzo 21 y los cruzan en un punto de intersección 20. La estructura de refuerzo 2 representada a modo de ejemplo en la Fig. 5 está formada por una pluralidad de piezas moldeadas 3 y bandas de carga 4 opcionales.

La Fig. 2 muestra a modo de ejemplo una pieza moldeada 3. La pieza moldeada 3 presenta una sección de base 30 plana y un borde perfilado 31. La sección de base 30 puede presentar en particular una curvatura correspondiente a la curvatura de la superficie interior 1a de la parte de armazón 1. La pieza moldeada 3 representada a modo de ejemplo en la Fig. 2 presenta una sección de base 30 rectangular. En principio, también son concebibles otras formas poligonales de la sección de base 30.

El borde perfilado 31 de la pieza moldeada 3 se extiende escalonadamente desde la sección de base 30. Esto da como resultado un diseño en forma de tina de la pieza moldeada 3, como se representa a modo de ejemplo en la Fig 2. Para la configuración de la forma escalonada, el borde perfilado 31 presenta una sección de pared 31A que se extiende transversalmente a la sección de base y una sección de alma 31B que sobresale hacia afuera de la sección de pared 31A. El borde perfilado 31 puede extenderse en particular circunferencialmente alrededor de la sección de base 30, como se representa a modo de ejemplo en la Fig. 2. En el caso de la pieza moldeada 3 con una sección de base 30 rectangular representa a modo de ejemplo en la Fig. 2, el borde perfilado presenta en cada caso dos primeras secciones perfiladas 32 opuestas, que se extienden en una primera dirección R1, y dos segundas secciones perfiladas opuestas 33, que se extienden entre las primeras secciones perfiladas 32 en una segunda dirección R2. Como también se muestra en la Fig. 2, la sección de alma 31B puede presentar una interrupción 31C en la zona de una esquina. En la Fig. 2, la sección de alma 31B presenta, por ejemplo, una interrupción 31C en dos esquinas opuestas.

El borde perfilado 31 y la sección de base 30 de la pieza moldeada 3 están configurados de una sola pieza. En particular, la pieza moldeada 3 puede estar configurada como un componente compuesto fibroso que presenta una o más capas de fibras de refuerzo que están incrustadas en un material de la matriz.

La Fig. 1 muestra un ejemplo de un paso en un procedimiento para fabricar el componente de fuselaje 100, en el que tiene lugar una configuración de la estructura de refuerzo 2. Para ello, los bordes perfilados 31 de dos piezas moldeadas 3 están dispuestos solapados. Debido al diseño escalonado del borde perfilado 31, los bordes perfilados 31 solapados forman un perfil de refuerzo 21,22, en particular un perfil de refuerzo 21,22 con una sección transversal en forma de Q, como se puede reconocer particularmente en las vistas en sección mostradas en las Figs. 6 y 7.

En la Fig. 1 se representa a modo de ejemplo que una pluralidad de piezas moldeadas 3 uniformes , como se representa a modo de ejemplo en la Fig. 2, para la configuración de la estructura de refuerzo 2 se disponen en forma de un teselado, de modo que bordes perfilados 31 se solapan y se configuran en en perfiles de refuerzo 21,22 que se cruzan en un punto de intersección 20. En la disposición de piezas moldeadas 3 con secciones de base rectangulares 30, representada a modo de ejemplo, las primeras secciones perfiladas 32 de en cada caso dos piezas moldeadas 3 están dispuestas de manera que se solapan de tal manera que configuran un primer perfil de refuerzo 21 que se extiende en la primera dirección R1. Las segundas secciones perfiladas 33 de en cada caso dos piezas moldeadas 3 se disponen en cada caso también de manera que se solapan de tal forma que configuran un segundo perfil de refuerzo 22 que se extiende en la segunda dirección R2 y que cruza el primer perfil de refuerzo 21 en el punto de intersección 20.

Para fabricar el componente de fuselaje 100, la pieza moldeada 3 puede presentarse como un producto fibroso seco semiacabado, es decir, en forma de una estera de fibras sin material de la matriz. Alternativamente, la pieza moldeada 3 también puede presentarse como una preforma en forma de un producto semiacabado preimpregnado en el que las fibras de refuerzo están incrustadas en un material de la matriz.

Las secciones de base 30 de las piezas moldeadas 3 y la superficie interior 1a de la parte de armazón 1 se colocan una contra la otra. Esto puede tener lugar, por ejemplo, al mismo tiempo que se configura la estructura de refuerzo 2, colocando las piezas moldeadas 3 en la superficie interior 1a de la parte de armazón 1, como se representa en la Fig.

1 a modo de ejemplo. Después de que las secciones de base 30 y de la superficie interior 1 a se extiendan una contra otra, las secciones de base 30 se extienden a lo largo de la superficie interior 1a de la parte de armazón 1.

Opcionalmente, un núcleo de espuma 6 está dispuesto entre los perfiles de refuerzo 21,22 y la parte de armazón 1. En la Fig. 1 se representa a modo de ejemplo que el núcleo de espuma 6 presenta un curso que corresponde al curso de los perfiles de refuerzo 21, 22 y está dispuesto en la superficie interior 1a de la parte de armazón 1. El núcleo de espuma 6 sirve, en particular, para soportar la estructura de refuerzo 2 o bien las piezas moldeadas 3 durante la producción del componente de fuselaje 100. Al mismo tiempo, el núcleo de espuma 3 también puede contribuir a mejorar la rigidez mecánica del componente de fuselaje 100. El núcleo de espuma 6 puede estar hecho, en particular, de una espuma de polimetacrilimida. El núcleo de espuma 6 se compone preferiblemente de varias partes de núcleo 61, 62 que están acopladas entre sí con arrastre de forma, p. ej., por medio de conexiones enchufables (no representadas). En la Fig. 1 se representa a modo de ejemplo un núcleo de espuma 6, que presenta primeras partes de núcleo 61 continuas que se extienden en la primera dirección R1 y segundas partes de núcleo 62 que se extienden cada una en la segunda dirección R2 entre dos primeras partes de núcleo 61 consecutivas.

La Fig. 3 muestra un paso opcional del procedimiento para fabricar el componente de fuselaje 100. En el caso de que se formara una estructura de refuerzo 2 con perfiles de refuerzo 21,22 cruzados a partir de piezas moldeadas 3 con bordes perfilados 31 que se extienden circunferencialmente alrededor de la sección de base 30, continúa teniendo lugar una disposición de bandas de carga 4. Las bandas de carga 4 pueden ser, en particular, bandas fibrosas con fibras de refuerzo que se extienden unidireccionalmente.

Como se representa a modo de ejemplo en la Fig. 3, las bandas de carga 4 opcionales están dispuestas en los perfiles de refuerzo 21,22 representados a modo de ejemplo por los bordes perfilados 31 solapantes. En la disposición de las piezas moldeadas 3, representada a modo de ejemplo en la Fig. 3, como teselado de piezas moldeadas 3 con una sección de base 30 rectangular , se dispone en cada caso una banda de carga 4 en las primeras secciones perfiladas 32 solapantes y en cada caso una banda de carga 4 en las segundas secciones perfiladas 33 superpuestas. Como se representa en la Fig. 3, las bandas de carga 4 se extienden de forma continua por toda la extensión longitudinal de un respectivo perfil de refuerzo 21, 22 configurado por los bordes perfilados 31 solapantes. En general, las bandas de carga 4 se extienden más allá de los puntos de intersección 20. Dado que las piezas moldeadas 3 terminan cada una en los puntos de intersección 20, mediante las bandas de carga 4 se prevén fibras de refuerzo en la estructura de refuerzo 2 que se extienden más allá de los puntos de intersección 20, lo que mejora la transmisión de fuerza a través de los puntos de intersección 20.

La Fig. 4 muestra un paso adicional opcional del procedimiento. En este paso, se forma una capa adicional 23 de piezas moldeadas 3. Para este propósito, las secciones de base 30 de otras piezas moldeadas 3 y las secciones de base 30 de la capa 23 ya existente

de las piezas moldeadas 3 se colocadas una junto a otra, como se representa en la Fig. 4 a modo de ejemplo. En este caso, las piezas moldeadas 3 pueden disponerse especialmente como se ha descrito anteriormente con bordes perfilados 31 solapantes. En principio, es concebible que se forme otra capa 23 de piezas moldeadas 3 solo en una zona parcial de la capa 23 ya existente. Como se representa a modo de ejemplo en la Fig. 4, las bandas de carga 4 eventualmente previstas están dispuestas entre dos capas 23 adyacentes. Opcionalmente, se pueden disponer bandas de carga 4 adicionales en la capa 23 adicional como se describió anteriormente, en particular también solo por zonas o bien en puntos de intersección 20 individuales.

En otro paso del procedimiento (no mostrado), la parte de armaz'ñon 2 y la estructura de refuerzo 2 se conectan entre sí. Si se utilizan productos secos fibrosos semiacabados como piezas moldeadas 3, la conexión de la parte de armazón 1 y la estructura de refuerzo 2 puede tener lugar, por ejemplo, infiltrando las piezas moldeadas 3 con un material de matriz después de que se hayan dispuesto en la parte de armazón 1 y luego consolidando el material de la matriz. Por ejemplo, puede usarse material de la matriz termoplástico o duroplástico. Opcionalmente, la parte de armazón 2 y las bandas de carga 4 se proporcionan como productos fibrosos secos semiacabados y se infiltran con las piezas moldeadas 3 al mismo tiempo. Si las piezas moldeadas 3 están dispuestas como productos semiacabados a base de un material compuesto fibroso, que presenta fibras de refuerzo incrustadas en un material de la matriz, con la parte de armazón 1, la unión puede tener lugar mediante un paso de consolidación del material de la matriz. En el caso de materiales de la matriz termoplásticos, esto requiere calentar el material de la matriz a una temperatura por encima del punto de fusión del material de la matriz y, mientras se aplica una presión de compresión, enfriar el material de la matriz a una temperatura de solidificación por debajo del punto de fusión. Alternativamente, en el caso de materiales de la matriz termoplásticos, la parte de armazón 1 y la estructura de refuerzo 2 también pueden soldarse. En el caso de materiales de la matriz duroplásticos termoestables, la temperatura se ajusta a una temperatura de activación del material de la matriz aplicando una presión de compresión, a la que se activa una reacción de curado del material de la matriz.

El componente de fuselaje 100 representado a modo de ejemplo en la Fig. 5 puede fabricarse en particular de la manera descrita anteriormente. En las Figs. 6 y 7 se representa en cada una una vista en sección del componente de fuselaje 100, que resulta de un corte a través de un perfil de refuerzo 21, 22. La vista en corte representada a modo de ejemplo en las Figs. 6 y 7 resulta de un corte por la línea A-A dibujada en la Fig. 5 a través de un primer perfil de refuerzo 21.

Como se puede reconocer en las Figs. 6 y 7, las secciones de alma 31B de los bordes perfilados 31 de en cada caso dos piezas moldeadas 3 están dispuestas en cada caso de forma solapante. En particular, las secciones de alma 31B pueden estar dispuestas de manera completamente solapada, como se representa en las Figs. 6 y 7. Como se puede reconocer claramente en las Figs. 6 y 7, el solapamiento de los bordes perfilados 31 escalonados define una forma de sección transversal aproximadamente en forma de Q del perfil de refuerzo 21, dentro del cual se dispone el núcleo de espuma 6 opcional . Como se representa además en las Figs. 6 y 7, se puede disponer en cada caso una banda de carga 4 opcional en dos secciones de alma superpuestas 31B del borde perfilado 31. Por supuesto, también se pueden proporcionar varias bandas de carga 4 una encima de la otra.

Las estructuras de refuerzo 2 representadas a modo de ejemplo en las Figs. 6 y 7 presentan cada una tres capas 23 de piezas moldeadas 3 superpuestas. Una capa 23 respectiva está formada en esta caso por al menos dos piezas moldeadas 3, cuyos bordes perfilados 31 están dispuestos de forma solapante, como ya se ha descrito. Como se puede reconocer, además, en las Figs. 6 y 7, las bandas de carga 4 opcionales están dispuestas cada una entre dos capas adyacentes 23 en dos secciones de alma 31B solapantes del borde perfilado 31 de una capa 23 respectiva . En el caso de las estructuras de refuerzo 2 representadas a modo de ejemplo en las Figs. 6 y 7, las piezas moldeadas 3 de las distintas capas 23 presentan cada una un tejido de telar o malla con fibras de refuerzo que se extienden perpendicularmente entre sí. En capas adyacentes 23, las fibras de refuerzo discurren en diferentes direcciones. Por ejemplo, las fibras de refuerzo mostradas de las piezas moldeadas 3 representadas en las Figs. 6 y 7 como una línea continua, se extienden en cada caso en una dirección de /- 45 grados con respecto al plano del dibujo y las fibras de refuerzo de las piezas moldeadas 3 representadas en las Figs. 6 y 7 como una línea de puntos y rayas pueden extenderse en cada caso en una dirección de 0/90 grados con respecto al plano del dibujo. Las bandas de carga 4 opcionales se representan esquemáticamente como líneas discontinuas y en particular presentan fibras de refuerzo que se extienden unidireccionalmente.

Como se representa también a modo de ejemplo en las Figs. 6 y 7, las capas fibrosas 13 de la parte de armazón 1 también pueden presentar cada una un tejido de telar o malla con fibras de refuerzo que se extienden perpendicularmente entre sí. Como se muestra en la Fig. 6 a modo de ejemplo, en la zona del perfil de refuerzo 21 puede estar dispuesta en cada caso una banda de carga 4 entre dos capas de fibras 13 adyacentes. Aquí también se pueden apilar opcionalmente varias bandas de carga 4 una encima de la otra.

La parte de armazón 1 representada a modo de ejemplo en la Fig. 6 presenta un total de tres capas de fibras 13 y dos bandas de carga 4 dispuestas entre las capas de fibras 13. En las capas de fibras 13 representadas como líneas continuas en la Fig. 6, las fibras de refuerzo se extienden en una dirección de /- 45 grados con respecto al plano de la imagen y las fibras de refuerzo de la capa de fibras 13 representada como una línea discontinua se extienden en una dirección de 0/90 grados con respecto al plano de la imagen. Las bandas de carga 4 dispuestas entremedias presentan fibras de refuerzo unidireccionales.

La parte de armazón 1 representada a modo de ejemplo en la Fig. 7 presenta un total de cuatro capas de fibras 13, sin que en la parte de armazón 1 estén previstas bandas de carga 4, a diferencia de la Fig. 6. También en la Fig. 7, las fibras de refuerzo de las capas de fibras 13 adyacentes se extienden en diferentes direcciones. En las capas de fibras 13 representadas como líneas continuas en la Fig. 7, las fibras de refuerzo se extienden en una dirección de /-45 grados con respecto al plano de la imagen y las fibras de refuerzo de la capa de fibras 13 representada como una línea discontinua se extienden en una dirección de 0/90 grados con respecto al plano de la imagen.

La Fig. 8 muestra a modo de ejemplo un componente de fuselaje 100 cuya estructura de refuerzo 2 presenta una capa de cubierta plana 5 hecha de un material compuesto fibroso. La capa de cubierta 5 se puede aplicar, por ejemplo, a la disposición de piezas moldeadas 3 y bandas de carga 4 representadaen la Fig. 3 o después de la configuración opcional de otras capas 23 a partir de piezas moldeadas 3. La capa de cobertura presenta escotaduras 50 en la zona de los puntos de intersección 20. Con ello, se facilita la deformación de la capa de cubierta 5, que es necesaria para aplicar la capa de cubierta 5 a las piezas moldeadas 3. La capa de cubierta 50 se puede conectar a las piezas moldeadas 3 en particular cuando están consolidadas.

La Fig. 9 muestra a modo de ejemplo un componente de fuselaje 100 que presenta una tira de conexión 8 opcional que sirve para conectar varios componentes de fuselaje 100 entre sí. La tira de conexión 8 está unida con la superficie interior 1a de la parte de armazón 1. Por ejemplo, la tira de conexión 8 puede estar formada asimismo a partir de un material compuesto fibroso y se puede moldear sobre la parte de armazón 1 cuando se consolida. Como se representa esquemáticamente en la Fig. 9, la tira de conexión se extiende a lo largo de un borde periférico 11 de la parte de armazón 1 y sobresale más allá. Para conectar dos componentes del fuselaje 100, estos pueden disponerse de modo que se solapen con sus tiras de conexión 8, o la tira de conexión 8 de uno de los componentes de fuselaje 100 solapa a una zona del borde de la parte de armazón 1 del otro componente de fuselaje 100 Las tiras de conexión 8 también se pueden pegar, soldar, remachar, atornillar o conectar de manera similar con la tira de conexión 8 o la zona de borde de la parte de armazón 1 del componente de fuselaje 100 adicional.

El componente de fuselaje 100 mostrado a modo de ejemplo en la Fig. 10 presenta una estructura de acoplamiento perfilada 9 opcional. La estructura de acoplamiento perfilada 9 sirve para la unión mecánica conductora de fuerza de los perfiles de refuerzo 21, 22 de componentes de fuselaje 100 conectados entre sí. La estructura de acoplamiento perfilada 9 puede estar diseñada en particular como una tira o un ángulo y puede, por ejemplo, estar formada de un material compuesto fibroso. La estructura de acoplamiento perfilada 9 puede dispuesta, en particular, entre las distintas capas 23 de la estructura de refuerzo 2 y estar unida a ellas. Alternativamente, la estructura de acoplamiento perfilada 9 puede estar fijada a la superficie de la estructura de refuerzo 2, como se muestra esquemáticamente en la Fig. 10. La estructura de acoplamiento perfilada 9 sobresale más allá de un extremo del respectivo perfil de refuerzo 21, 22 con respecto a la extensión longitudinal del respectivo perfil de refuerzo 21,22, como se muestra esquemáticamente en la Fig. 10. En este caso, una estructura de acoplamiento perfilada 9, que está dispuesta en un punto de intersección 20 que forma una esquina de la estructura de refuerzo 2, está diseñada como un ángulo que se extiende tanto en relación con la primera dirección R1 a través de un extremo del primer perfil de refuerzo 21 como en relación con en la segunda dirección R2 sobresale un extremo del segundo perfil de refuerzo 22.

La Fig. 11 muestra, además, un componente de fuselaje 100 con una estructura de conexión 7 opcional, que se utiliza para fijar piezas de revestimiento interior (no representadas), tubos (no representados) o similares. La estructura de conexión 7 está conectada con uno de los perfiles de refuerzo 21, 22 y presenta una lengüeta 70 que sobresale del respectivo perfil de refuerzo 21,22, como se representa a modo de ejemplo en la Fig. 11. La estructura de conexión 7 puede presentar, en particular, una sección perfilada 71 en forma de estribo, que presenta una forma correspondiente a la forma de la sección transversal del respectivo perfil de refuerzo 21, 22. Tal como se muestra a modo de ejemplo en la Fig. 11, esta sección perfilada 71 se puede colocar sobre el perfil de refuerzo 71 respectivo o insertar entre capas 23 individuales del perfil de refuerzo 21,22. Preferiblemente, la lengüeta 70 está configurada de una sola pieza con la sección perfilada 71. La estructura de conexión 7 puede estar formada, por ejemplo, a base de un material compuesto fibroso.

El componente de fuselaje 100 mostrado a modo de ejemplo en la Fig. 12 presenta una estructura de acoplamiento perfilada 9 opcional. A diferencia del componente de fuselaje 100 representado a modo de ejemplo en la Fig. 10, la estructura de acoplamiento perfilada 9 en la Fig. 12 está formada en cada caso por una extensión del perfil de refuerzo 21, 22. Estas extensiones se estrechan hacia el extremo a lo largo de la primera dirección R1 o bien la segunda dirección R2 de tal manera que allí se forma una estructura sólida monolítica. Por lo tanto, en general, la estructura de acoplamiento perfilada 9 se puede diseñar en una sola pieza con los perfiles de refuerzo 21,22. Las zonas monolíticas que forman la estructura de acoplamiento perfilada 9 pueden estar formadas, al menos parcialmente, p. ej., por las bandas de carga 4 opcionales. Si se utiliza un núcleo de espuma, este núcleo de espuma no llega a la zona final monolítica de la estructura de acoplamiento perfilada 9. La estructura de acoplamiento perfilada 9 formada de esta manera se puede acoplar con una estructura de acoplamiento perfilada 9 de otro componente de fuselaje 100 por medio de uniones atornilladas. La transición entre el elemento de refuerzo tipo sándwich y el elemento de acoplamiento monolítico está idealmente diseñada de tal manera que las bandas de carga se encuentran sin interrupción.

La aeronave 200 representada a modo de ejemplo en la Fig. 13 presenta un fuselaje 210 que define un eje longitudinal L200, alas 220 conectadas al fuselaje 210 y que sobresalen lateralmente del mismo, un empenaje horizontal 230 dispuesto en un extremo del fuselaje 210 y un timón de dirección 240 también dispuesto al final del fuselaje 210. Como se representa esquemáticamente en la Fig. 13, el fuselaje 210 puede presentar varios de los componentes de fuselaje 100 descritos anteriormente. En este caso, varios componentes de fuselaje 100 están dispuestos uno al lado del otro a lo largo del eje longitudinal L200. Además, varios de los componentes de fuselaje 100 pueden estar dispuestos adyacentes entre sí en una dirección circunferencial que encierra el eje longitudinal L200. Los primeros perfiles de refuerzo 21 se extienden en este caso a lo largo del eje longitudinal L200, los segundos perfiles de refuerzo 22 a lo largo de la dirección circunferencial. Los distintos componentes de fuselaje 100 se pueden acoplar entre sí, por ejemplo, con ayuda de las tiras de conexión 8 opcionales descritas con referencia a la Fig. 9. Los perfiles de refuerzo 21, 22 de los componentes individuales de fuselaje 100 pueden acoplarse entre sí, por ejemplo, a través de las estructuras de acoplamiento perfiladas 9 descritas con referencia a la Fig. 10.

Aunque la presente invención se ha explicado anteriormente a modo de ejemplo con ayuda de ejemplos de realización, no se limita a ellos sino que puede modificarse de varias maneras. En particular, también son concebibles combinaciones de los ejemplos de realización anteriores, siempre que estén dentro del alcance de las reivindicaciones adjuntas.

LISTA DE SÍMBOLOS DE REFERENCIA

1 parte de armazón

1a superficie interior

1b superficie exterior

2 estructura de refuerzo

3 piezas modeadas

4 bandas de carga

5 capa de cubierta

7 estructura de conexión

8 tiras de conexión

9 estructura de acoplamiento perfilada

11 borde periférico de la parte de armazón

13 capas de fibra de la parte del armazón

20 punto de intersección

21 primer perfil de refuerzo

22 segundo perfil de refuerzo

23 capas de la estructura de refuerzo

30 sección de base

31 borde perfilado

31A sección de pared

31B sección de alma

31C interrupción

32 primeras secciones perfiladas

33 segundas secciones perfiladas

50 escotaduras

70 pestaña

71 sección perfilada

100 componente de fuselaje

200 aeronave

210 fuselaje

220 ala

230 empenaje horizontal

240 timón de dirección

L200 eje longitudinal

R1 primera dirección

R2 segunda dirección

t1 grosor de la sección transversal de la parte de armazón

Claims

REIVINDICACIONES

1. Componente de fuselaje (100) para una aeronave (200), con:

una parte de armazón (1) que se extiende de forma plana a base de un material compuesto fibroso; y una estructura de refuerzo (2) conectada con una superficie interna (1 a) de la parte de armazón (1), que presenta una pluralidad de piezas moldeadas (3) hechas de un material compuesto fibroso;

en donde las piezas moldeadas (3) presentan en cada caso una sección de base (30) plana que se extiende a lo largo de la superficie interior (1a) de la parte de armazón (1) y un borde perfilado (31) escalonado que se extiende circunferencialmente alrededor de la parte de base (30);

en donde las piezas moldeadas (3) están dispuestas en forma de un teselado con bordes perfilados (31) solapantes, en donde los bordes perfilados (31) solapantes forman perfiles de refuerzo (21, 22) que se cruzan entre sí en un punto de intersección(20).

2. Componente de fuselaje (100) según la reivindicación 1, en el que una banda de carga (4) a base de un material compuesto fibroso está conectada a cada perfil de refuerzo (21; 22), banda de carga que se extiende más allá del punto de intersección (20).

3. Componente de fuselaje (100) según la reivindicación 1 o 2, en donde las secciones de base de la pieza moldeada (3) están configuradas de forma rectangular, en donde el borde perfilado (31) de una pieza moldeada (3) respectiva presenta en cada caso dos primeras secciones perfiladas (32) mutuamente opuestas , que se extienden en una primera dirección (R1), y dos secciones perfiladas (33) mutuamente opuestas, que se extienden entre las primeras secciones perfiladas (32) en una segunda dirección (R2), en donde las primeras secciones perfiladas (32) de en cada caso dos piezas moldeadas (3) adyacentes en la segunda dirección (R2) se solapan de tal manera que forman un primer perfil de refuerzo (21) que se extiende en la primera dirección (R1), en donde las segundas secciones perfiladas (33) de en cada caso dos piezas moldeadas (3) adyacentes en la primera dirección (R1) se solapan de tal manera que forman un segundo perfil de refuerzo (22) que se extiende en una segunda dirección (R2), que cruza el primera perfil de refuerzo (21) en un punto de intersección (20), y en donde preferiblemente una banda de carga (4) respectiva está conectada con las primeras secciones perfiladas (32) solapantes y se extiende más allá del punto de intersección (20), y una banda de carga (4) respectiva está conectada con las segundas secciones perfiladas (33) solapantes y se extiende más allá del punto de intersección (20).

4. Componente de fuselaje (100) según una de las reivindicaciones anteriores, en donde la estructura de refuerzo (2) está formada, al menos por zonas, con varias capas (23) solapantes de piezas moldeadas (3), en dponde los bordes perfilados (31) de piezas moldeadas (3) adyacentes de una capa (23) respectiva se solapan , y en donde una banda de carga (4) respectiva está dispuesta preferiblemente entre dos capas (23) adyacentes y se extiende en los bordes perfilados (31) más allá del punto de intersección (20).

5. Componente de fuselaje (100) según una de las reivindicaciones anteriores, en donde la estructura de refuerzo (2) presenta una capa de cubierta (5) plana a base de un material compuesto fibroso, en donde la capa de cubierta (5) se apoya contra las piezas moldeadas (3) y presenta escotaduras (50) en la zona de los puntos de intersección (20).

6. Componente de fuselaje (100) según una de las reivindicaciones anteriores, que presenta, adicionalmente: un núcleo de espuma (6) que está dispuesto entre los perfiles de refuerzo (21; 22) y la parte de armazón (1).

7. Componente de fuselaje (100) según una de las reivindicaciones anteriores, que presenta adicionalmente: una estructura de conexión (7) conectada con uno de los perfiles de refuerzo (21; 22) y que presenta una lengüeta (70) que sobresale del perfil de refuerzo (21; 22).

8. Componente de fuselaje (100) según una de las reivindicaciones anteriores, que presenta adicionalmente: una tira de conexión (8) conectada con la superficie interior (1 a) de la parte de armazón (1), que se extiende a lo largo y sobresale más allá de un borde periférico (11) de la parte de armazón (1).

9. Componente de fuselaje (100) según una de las reivindicaciones anteriores, que presenta adicionalmente: una estructura de acoplamiento perfilada (9) conectada con uno de los perfiles de refuerzo (21; 22) y que sobresale más allá de un extremo del respectivo perfil de refuerzo (21; 22) con respecto a la extensión longitudinal del respectivo perfil de refuerzo (21; 22).

10. Aeronave (200) con un fuselaje (210) que presenta al menos un componente de fuselaje (100) según una de las reivindicaciones anteriores.

11. Procedimiento para la fabricación de un componente de fuselaje (100) con los siguientes pasos de procedimiento: configurar una estructura de refuerzo (2) a partir de una pluralidad de piezas moldeadas (3) de un material compuesto fibroso, cada una de las cuales presenta una sección de base (30) plana y un borde perfilado (31) escalonado,

en donde los bordes perfilados (31) de en cada caso dos piezas moldeadas (3) respectivas están dispuestos para solaparse de tal manera que forman un perfil de refuerzo (21; 22);

aplicar una superficie interna (1a) de una parte de armazón (1) que se extiende de forma plana a base de un material compuesto fibroso contra las secciones de base (30) de las piezas moldeadas (3) de la estructura de refuerzo (2); y

conectar la parte de armazón (1) y la estructura de refuerzo (2).

12. Procedimiento según la reivindicación 11, en el que el borde perfilado (31) se extiende circunferencialmente alrededor de la sección de base (30), en el que las piezas moldeadas (3) se disponen en forma de un teselado de tal manera que los bordes perfilados (31) se solapan y forman perfiles de refuerzo (21, 22) que se cruzan entre sí en un punto de intersección (20).

13. Procedimiento según la reivindicación 12, en el que se conecta una banda de carga (4) respectiva con cada perfil de refuerzo (21; 22), banda de carga que se extiende a través del punto de intersección (20).

14. Procedimiento según la reivindicación 12 o 13, en el que las secciones de base (30) de las piezas moldeadas (3) se configuran de forma rectangular, en el que el borde perfilado (31) presenta dos primeras secciones perfiladas (32) opuestas que se extienden en una primera dirección (R1) y dos segundas secciones perfiladas (33) opuestas que se extienden entre las primeras secciones perfiladas (32) en una segunda dirección (R2), en donde las primeras secciones perfiladas (32) de en cada caso dos piezas moldeadas (3) se disponen de forma solapante de tal manera que configuran un primer perfil de refuerzo (21) que se extiende en la primera dirección (R1), en donde las segundas secciones perfiladas (33) de dos piezas moldeadas (3) respectivas se disponen de forma solapante de tal manera que configuran un segundo perfil de refuerzo (22) que se extiende en la segunda dirección (R2), el cual cruza el primer perfil de refuerzo (21) en el punto de intersección (20), y en el que se conectan bandas de carga (4) a base de un material compuesto fibroso que se extienden más allá de los puntos de intersección (20) preferiblemente con las primeras secciones perfiladas (32) y las segundas secciones perfiladas (33).

15. Procedimiento según una de las reivindicaciones 11 a 14, en el que se dispone un núcleo de espuma (6) entre los perfiles de refuerzo (21; 22) y la parte de armazón (1) para soportar la estructura de refuerzo (2).

16. Procedimiento según una cualquiera de las reivindicaciones 11 a 15, en el que las piezas moldeadas (3) se disponen como productos fibrosos semiacabados en la parte de armazón (1) y se infiltran con un material de la matriz después de la disposición.17. Procedimiento según una de las reivindicaciones 11 a 15, en el que las piezas moldeadas (3) se disponen sobre la parte de armazón . (1) como productos semiacabados a base de un material compuesto de fibroso que comprende fibras reforzadas incrustadas en un material de la matriz.